CN218506158U - 一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，包括防冰电源检测机构、引气开关检测机构、马赫数检测机构及进气温度检测机构；所述防冰电源检测机构包括防冰电源开关及防冰电源电压表；所述引气开关检测机构包括引气开关阀开关及引气开关电压表；所述马赫数检测机构包括马赫数开关及马赫数电压表；所述进气温度检测机构包括进气温度开关及进气温度电压表。本实用新型提出的技术方案的有益效果是：通过将飞机电源的信号提供给防冰系统，使防冰系统工作，解决在地面试车时，由于发动机的进气温度和马赫数不能达到相应的条件，无法实现全套系统功能检测的技术问题。

Description

一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备

技术领域

本实用新型涉及飞机防冰系统检测技术领域，尤其是涉及一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备。

背景技术

当飞机在温度低于零度和小马赫数条件下飞行时，由于空气中存在过冷水滴，会使发动机进口整流支板和整流帽罩表面结冰。整流支板和帽罩结冰会改变支板和帽罩的气动外形，导致气动性能下降，同时支板结冰会减小气流的进气面积(具体参见申请号为CN201710095140.5的中国发明专利)。

现有的飞机涡轮风扇发动机防冰系统由发动机进气温度、飞行马赫数、引气开关阀、工作电源联合作用控制其工作。防冰系统工作时，利用高压压气机出口热空气，对发动机整流罩、低压压气机进口导流器以及流过其表面的空气进行加热，防止整流罩和低压压气机进口导流器结冰，对发动机安全运行起着至关重要的作用。

请参照图1，现有的飞机涡轮风扇发动机防冰系统包括发动机防冰系统主机、防冰电源、引气开关控制器、马赫数检测器、进气温度检测器，其中，发动机防冰系统主机上提供有防冰电源输入接口M1、引气开关控制器信号输入接口M2、马赫数检测器信号输入接口M3以及进气温度检测器信号输入接口M4，相应地，防冰电源上提供有防冰电源输出接口N1、引气开关控制器上提供有引气开关控制器信号输出接口N2，马赫数检测器上提供有马赫数检测器信号输出接口N3，进气温度检测器上提供有进气温度检测器信号输出接口N4，在防冰系统工作时，M1与N1通过电缆连接，M2与N2通过电缆连接，M3与N3通过电缆连接，M4与N4通过电缆连接，防冰电源用于为发动机防冰系统主机提供电能，引气开关控制器用于控制发动机防冰系统主机的引气开关的开启或关闭，马赫数检测器用于为发动机防冰系统主机提供马赫数信号，进气温度检测器用于为发动机防冰系统主机提供进气温度信号。

飞机修理或定检阶段，按要求应在地面试车状态下检测防冰系统全套功能是否正常，然而，地面试车时，若发动机的进气温度(地面状态下等同大气温度)高于设定值，则不能实现自动加温检测，另外，地面试车时，飞行马赫数(地面状态下马赫数为0)不能达到设定值，无法实现全套系统功能检测。

实用新型内容

有鉴于此，有必要提供一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，用以解决在地面试车时，由于发动机的进气温度和马赫数不能达到相应的条件，无法实现全套系统功能检测的技术问题。

为了实现上述目的，本实用新型提供了一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，包括防冰电源检测机构、引气开关检测机构、马赫数检测机构及进气温度检测机构；

所述防冰电源检测机构包括防冰电源开关及防冰电源电压表，所述防冰电源开关的输入端与防冰电源输入接口电连接，所述防冰电源开关的第一输出端与防冰电源输出接口电连接，所述防冰电源开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述防冰电源电压表的一端与所述防冰电源输入接口电连接，所述防冰电源电压表的另一端与飞机负极接口电连接；

所述引气开关检测机构包括引气开关阀开关及引气开关电压表，所述引气开关阀开关的输入端与引气开关控制器信号输入接口电连接，所述引气开关阀开关的第一输出端与引气开关控制器信号输出接口电连接，所述引气开关阀开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述引气开关电压表的一端与所述引气开关控制器信号输入接口电连接，所述引气开关电压表的另一端与飞机负极接口电连接；

所述马赫数检测机构包括马赫数开关及马赫数电压表，所述马赫数开关的输入端与马赫数检测器信号输入接口电连接，所述马赫数开关的第一输出端与马赫数检测器信号输出接口电连接，所述马赫数开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述马赫数电压表的一端与所述马赫数检测器信号输入接口电连接，所述马赫数电压表的另一端与飞机负极接口电连接；

所述进气温度检测机构包括进气温度开关及进气温度电压表，所述进气温度开关的输入端与进气温度检测器信号输入接口电连接，所述进气温度开关的第一输出端与进气温度检测器信号输出接口电连接，所述进气温度开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述进气温度电压表的一端与所述进气温度检测器信号输入接口电连接，所述进气温度电压表的另一端与飞机负极接口电连接。

在一些实施例中，所述防冰电源检测机构还包括防冰电源信号灯，所述防冰电源信号灯的一端与所述防冰电源输入接口电连接，所述防冰电源信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

在一些实施例中，所述防冰电源检测机构还包括防冰电源二极管及防冰电源电阻，所述防冰电源信号灯、所述防冰电源二极管及所述防冰电源电阻依次串接。

在一些实施例中，所述引气开关检测机构还包括引气开关信号灯，所述引气开关信号灯的一端与所述引气开关控制器信号输入接口电连接，所述引气开关信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

在一些实施例中，所述引气开关检测机构还包括引气开关二极管及引气开关电阻，所述引气开关信号灯、所述引气开关二极管及所述引气开关电阻依次串接。

在一些实施例中，所述马赫数检测机构还包括马赫数信号灯，所述马赫数信号灯的一端与所述马赫数检测器信号输入接口电连接，所述马赫数信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

在一些实施例中，所述马赫数检测机构还包括马赫数二极管及马赫数电阻，所述马赫数信号灯、所述马赫数二极管及所述马赫数电阻依次串接。

在一些实施例中，所述进气温度检测机构还包括进气温度信号灯，所述进气温度信号灯的一端与所述进气温度检测器信号输入接口电连接，所述进气温度信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

在一些实施例中，所述进气温度检测机构还包括进气温度二极管及进气温度电阻，所述进气温度信号灯、所述进气温度二极管及所述进气温度电阻依次串接。

在一些实施例中，所述飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备还包括保险丝，所述保险丝串接于所述飞机电源正极。

与现有技术相比，本实用新型提出的技术方案的有益效果是：分别将防冰电源开关F1、引气开关阀开关F2、马赫数开关F3及进气温度开关F4分别置于“自动”位置(使各个开关的输入端与第一输出端连接)，依次通过防冰电源电压表V1、引气开关电压表V2、马赫数电压表V3及进气温度电压表V4来判断对应的设备能否正常给出信号；接着，分别将防冰电源开关F1、引气开关阀开关F2、马赫数开关F3及进气温度开关F4分别置于“手动”位置(使各个开关的输入端与第二输出端连接)，从而通过飞机电源强制提供信号使防冰系统工作，进行机件功能检测和系统逻辑判断，本实用新型通过将飞机电源的信号提供给防冰系统，使防冰系统工作，解决在地面试车时，由于发动机的进气温度和马赫数不能达到相应的条件，无法实现全套系统功能检测的技术问题。

附图说明

图1是现有的一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统的结构示意图；

图2是本实用新型提供的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备的一实施例的立体结构示意图；

图3是图2中的原位检测设备的电路结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图来具体描述本实用新型的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本实用新型的实施例一起用于阐释本实用新型的原理，并非用于限定本实用新型的范围。

请参照图1-图3，本实用新型提供了一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，包括防冰电源检测机构、引气开关检测机构、马赫数检测机构及进气温度检测机构。

所述防冰电源检测机构包括防冰电源开关F1及防冰电源电压表V1，所述防冰电源开关F1的输入端与防冰电源输入接口M1电连接，所述防冰电源开关F1的第一输出端与防冰电源输出接口N1电连接，所述防冰电源开关F1的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述防冰电源电压表V1的一端与所述防冰电源输入接口M1电连接，所述防冰电源电压表V1的另一端与飞机负极接口电连接。

所述引气开关检测机构包括引气开关阀开关F2及引气开关电压表V2，所述引气开关阀开关F2的输入端与引气开关控制器信号输入接口M2电连接，所述引气开关阀开关F2的第一输出端与引气开关控制器信号输出接口N2电连接，所述引气开关阀开关F2的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述引气开关电压表V2的一端与所述引气开关控制器信号输入接口M2电连接，所述引气开关电压表V2的另一端与飞机负极接口电连接。

所述马赫数检测机构包括马赫数开关F3及马赫数电压表V3，所述马赫数开关F3的输入端与马赫数检测器信号输入接口M3电连接，所述马赫数开关F3的第一输出端与马赫数检测器信号输出接口N3电连接，所述马赫数开关F3的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述马赫数电压表V3的一端与所述马赫数检测器信号输入接口M3电连接，所述马赫数电压表V3的另一端与飞机负极接口电连接。

所述进气温度检测机构包括进气温度开关F4及进气温度电压表V4，所述进气温度开关F4的输入端与进气温度检测器信号输入接口M4电连接，所述进气温度开关F4的第一输出端与进气温度检测器信号输出接口N4电连接，所述进气温度开关F4的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述进气温度电压表V4的一端与所述进气温度检测器信号输入接口M4电连接，所述进气温度电压表V4的另一端与飞机负极接口电连接。

在地面试车时，将图1中的各个电缆均拆下，然后将上述原位检测设备按图3所示连接到发动机防冰系统，接着，分别将防冰电源开关F1、引气开关阀开关F2、马赫数开关F3及进气温度开关F4分别置于“自动”位置(使各个开关的输入端与第一输出端连接)，依次通过防冰电源电压表V1、引气开关电压表V2、马赫数电压表V3及进气温度电压表V4来判断对应的设备能否正常给出信号；接着，分别将防冰电源开关F1、引气开关阀开关F2、马赫数开关F3及进气温度开关F4分别置于“手动”位置(使各个开关的输入端与第二输出端连接)，从而通过飞机电源强制提供信号使防冰系统工作，进行机件功能检测和系统逻辑判断，本实用新型通过将飞机电源的信号提供给防冰系统，使防冰系统工作，解决在地面试车时，由于发动机的进气温度和马赫数不能达到相应的条件，无法实现全套系统功能检测的技术问题。

为了便捷判断机件工作状态，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述防冰电源检测机构还包括防冰电源信号灯L1，所述防冰电源信号灯L1的一端与所述防冰电源输入接口M1电连接，所述防冰电源信号灯L1的另一端与飞机负极接口电连接,防冰电源信号灯L1在电压为(28±2)DCV时发亮，低于该电压时熄灭，从而可根据防冰电源信号灯L1判断是否有相应信号输出。

为了提高安全性，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述防冰电源检测机构还包括防冰电源二极管D1及防冰电源电阻R1，所述防冰电源信号灯L1、所述防冰电源二极管D1及所述防冰电源电阻R1依次串接，防冰电源二极管D1采用1N4148型普通二极管，其压降为0.7V，反向耐压为100V，满足防止机上(28±2)DCV串电要求，防冰电源电阻R1的电阻值为1500Ω，用于限流，确保防冰电源信号灯L1工作电流大于10mA，小于20mA。

为了便捷判断机件工作状态，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述引气开关检测机构还包括引气开关信号灯L2，所述引气开关信号灯L2的一端与所述引气开关控制器信号输入接口M2电连接，所述引气开关信号灯L2的另一端与飞机负极接口电连接，引气开关信号灯L2在电压为(28±2)DCV时发亮，低于该电压时熄灭，从而可判断是否有相应信号输出。

为了提高安全性，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述引气开关检测机构还包括引气开关二极管D2及引气开关电阻R2，所述引气开关信号灯L2、所述引气开关二极管D2及所述引气开关电阻R2依次串接，引气开关二极管D2采用1N4148型普通二极管，其压降为0.7V，反向耐压为100V，满足防止机上(28±2)DCV串电要求，引气开关电阻R2的电阻值为1500Ω，用于限流，确保引气开关信号灯L2工作电流大于10mA，小于20mA。

为了便捷判断机件工作状态，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述马赫数检测机构还包括马赫数信号灯L3，所述马赫数信号灯L3的一端与所述马赫数检测器信号输入接口M3电连接，所述马赫数信号灯L3的另一端与飞机负极接口电连接，马赫数信号灯L3在电压为(28±2)DCV时发亮，低于该电压时熄灭，从而可判断是否有相应信号输出。

为了提高安全性，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述马赫数检测机构还包括马赫数二极管D3及马赫数电阻R3，所述马赫数信号灯L3、所述马赫数二极管D3及所述马赫数电阻R3依次串接，马赫数二极管D3采用1N4148型普通二极管，其压降为0.7V，反向耐压为100V，满足防止机上(28±2)DCV串电要求，马赫数电阻R3的电阻值为1500Ω，用于限流，确保引气开关信号灯L2工作电流大于10mA，小于20mA。

为了便捷判断机件工作状态，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述进气温度检测机构还包括进气温度信号灯L4，所述进气温度信号灯L4的一端与所述进气温度检测器信号输入接口M4电连接，所述进气温度信号灯L4的另一端与飞机负极接口电连接，进气温度信号灯L4在电压为(28±2)DCV时发亮，低于该电压时熄灭，从而可判断是否有相应信号输出。

为了提高安全性，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述进气温度检测机构还包括进气温度二极管D4及进气温度电阻R4，所述进气温度信号灯L4、所述进气温度二极管D4及所述进气温度电阻R4依次串接，进气温度二极管D4采用1N4148型普通二极管，其压降为0.7V，反向耐压为100V，满足防止机上(28±2)DCV串电要求，进气温度电阻R4的电阻值为1500Ω，用于限流，确保引气开关信号灯L2工作电流大于10mA，小于20mA。

为了进一步提高安全性，请参照图2和图3，在一优选的实施例中，所述飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备还包括保险丝S，所述保险丝S串接于所述飞机电源正极。

为了更好地理解本实用新型，以下结合图1-图3来对本实用新型提供的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备的工作过程进行详细说明：

在检测时，插头4的1号孔连接飞机上28V电源，2号孔连接飞机负极线，用于在手动状态下提供28V电及地信号，其作用是在自动状态下因条件不满足或飞机存在故障时(如进气温度、马赫数不在要求范围内，防冰电源故障等)，将开关置于手动位置，提供信号使防冰系统工作，进行机件功能检测和系统逻辑判断。例如，马赫数在地面状态下达不到1.15，因此，可以将检测设备开关置于手动位置，28V电经插头4的1号孔、孔钮子开关、插头1的5号孔、插头3的1号孔，传输到发动机防冰系统主机，模拟飞行中马赫数大于1.15时的状态。如机上防冰电源存在故障时，将检测设备防冰电源开关置于手动位置，由检测设备对机上防冰系统提供电源，实现在试车情况下继续完成防冰系统的检测。如进气温度在地面状态下不在14℃以下，将检测设备开关置于手动位置，模拟出进气温度低于14℃时的信号。

具体来说，该检测设备主要实现以下4个功能，其检测方法如下：

(1)发动机进气温度信号检测及地面模拟。飞机试车状态下，将进气温度开关F4置于“自动”位置，通过V4采集发动机进口空气温度信号的电压值，判断温度传感器、自动调节器是否正常给出信号，当进口空气温度低于14℃时，采集电压应为0V；接着，将进气温度开关F4置于“手动”位置，模拟给出发动机进口空气温度满足设计值信号，为(28±2)DCV，达到地面实现防冰工作的前提。

(2)飞行马赫数信号检测及地面模拟。将马赫数开关F3置于“自动”位置，通过V3采集飞行马赫数信号的电压值，判断飞机的大气机是否正常给出信号，地面试车情况下，如检测到飞行马赫数满足设计值的电压值大于0V，说明大气数据计算机或线路存在问题；将马赫数开关F3置于“手动”位置，模拟给出飞行马赫数满足设计值的电压值，为(28±2)DCV，防冰系统控制继电器盒接到此信号后，断开防冰系统电源。

(3)引气开关阀的控制。可单独实现对引气开关阀的检测，一是通过将引气开关阀开关F2置于“手动”位置，直接通过检测设备供电(28±2)DCV让引气开关阀工作，检测其性能，实现系统故障时的分段检测。二是将引气开关阀开关F2置于“自动”位置，以及将进气温度开关F4置于“手动”位置，引气开关阀应工作，检测飞机上的继电器、线路是否正常。

(4)防冰电源的检测及模拟。正常情况下，将防冰电源开关F1置于“自动”位置，通过电压显示判断机上供电是否正常，正常为(28±2)DCV；异常时，可将防冰电源开关F1置于“手动”位置，检测设备提供(28±2)DCV给防冰系统，在试车情况下继续完成其他机件的检测。

综上所述，本实用新型提供了一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，通过对防冰系统工作电源、引气开关阀控制信号、发动机进气温度信号、飞行马赫数信号的采集以及模拟，能方便快速准确的实现整套系统的检测，且涵盖了机上相关线路，能将故障提前在地面暴露，消除了安全隐患。针对飞机修理及外场维护，具有很实际的应用及推广价值。

以上所述仅为本实用新型较佳的具体实施方式，但本实用新型的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本实用新型揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本实用新型的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，包括防冰电源检测机构、引气开关检测机构、马赫数检测机构及进气温度检测机构；

所述防冰电源检测机构包括防冰电源开关及防冰电源电压表，所述防冰电源开关的输入端与防冰电源输入接口电连接，所述防冰电源开关的第一输出端与防冰电源输出接口电连接，所述防冰电源开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述防冰电源电压表的一端与所述防冰电源输入接口电连接，所述防冰电源电压表的另一端与飞机负极接口电连接；

所述引气开关检测机构包括引气开关阀开关及引气开关电压表，所述引气开关阀开关的输入端与引气开关控制器信号输入接口电连接，所述引气开关阀开关的第一输出端与引气开关控制器信号输出接口电连接，所述引气开关阀开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述引气开关电压表的一端与所述引气开关控制器信号输入接口电连接，所述引气开关电压表的另一端与飞机负极接口电连接；

所述马赫数检测机构包括马赫数开关及马赫数电压表，所述马赫数开关的输入端与马赫数检测器信号输入接口电连接，所述马赫数开关的第一输出端与马赫数检测器信号输出接口电连接，所述马赫数开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述马赫数电压表的一端与所述马赫数检测器信号输入接口电连接，所述马赫数电压表的另一端与飞机负极接口电连接；

所述进气温度检测机构包括进气温度开关及进气温度电压表，所述进气温度开关的输入端与进气温度检测器信号输入接口电连接，所述进气温度开关的第一输出端与进气温度检测器信号输出接口电连接，所述进气温度开关的第二输出端与飞机电源正极电连接，所述进气温度电压表的一端与所述进气温度检测器信号输入接口电连接，所述进气温度电压表的另一端与飞机负极接口电连接。

2.根据权利要求1所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述防冰电源检测机构还包括防冰电源信号灯，所述防冰电源信号灯的一端与所述防冰电源输入接口电连接，所述防冰电源信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

3.根据权利要求2所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述防冰电源检测机构还包括防冰电源二极管及防冰电源电阻，所述防冰电源信号灯、所述防冰电源二极管及所述防冰电源电阻依次串接。

4.根据权利要求1所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述引气开关检测机构还包括引气开关信号灯，所述引气开关信号灯的一端与所述引气开关控制器信号输入接口电连接，所述引气开关信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

5.根据权利要求4所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述引气开关检测机构还包括引气开关二极管及引气开关电阻，所述引气开关信号灯、所述引气开关二极管及所述引气开关电阻依次串接。

6.根据权利要求1所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述马赫数检测机构还包括马赫数信号灯，所述马赫数信号灯的一端与所述马赫数检测器信号输入接口电连接，所述马赫数信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

7.根据权利要求6所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述马赫数检测机构还包括马赫数二极管及马赫数电阻，所述马赫数信号灯、所述马赫数二极管及所述马赫数电阻依次串接。

8.根据权利要求1所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述进气温度检测机构还包括进气温度信号灯，所述进气温度信号灯的一端与所述进气温度检测器信号输入接口电连接，所述进气温度信号灯的另一端与飞机负极接口电连接。

9.根据权利要求8所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，所述进气温度检测机构还包括进气温度二极管及进气温度电阻，所述进气温度信号灯、所述进气温度二极管及所述进气温度电阻依次串接。

10.根据权利要求1所述的飞机涡轮风扇发动机防冰系统机上原位检测设备，其特征在于，还包括保险丝，所述保险丝串接于所述飞机电源正极。

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